Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты)

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя. Во втором варианте, внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя. Техническим результатом предлагаемой группы изобретений является упрощение конструкции устройства сброса тепла, снижение его массы и габаритов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

 

Группа изобретений относится к космической технике, в частности, к устройствам, которые за счет лучистого теплообмена сбрасывают не преобразованное в работу тепло в космическое пространство. Изобретение может быть использовано в конструкциях высокомощных энергетических установок.

Развитие космонавтики требует увеличения электрической мощности на космических аппаратах (КА). Это необходимо для решения различных задач, расширения возможностей использования КА в интересах связи, увеличения потоков информации, для осуществления полетов в дальний космос, где требуются экономичные электроплазменные двигатели.

Если первые КА ограничивались мощностями в десятки-сотни Ватт, то сегодня требуются космические аппараты с мощностями в десятки кВт, а уже в самом ближайшем будущем потребуются аппараты с мощностями в сотни кВт.

Уже в 70-е годы XX века для увеличения электрической мощности на КА начинается использование ядерной энергии, которая должна стать преобладающим видом энергии на КА при мощностях в сотни кВт. В период 70-80 годов XX века в СССР было запущено несколько космических аппаратов с ядерными источниками энергии электрической мощностью единицы кВт. При увеличении уровня электрической мощности космических аппаратов чрезвычайно остро встает проблема сброса тепла при получении электрической энергии в системе преобразования с замкнутым термодинамическим циклом. Замкнутый термодинамический цикл преобразования тепла в электричество является единственно возможным для обеспечения экономного использования рабочего тела при характерных потребных ныне временах активного функционирования КА в космосе, близких к 10-15 годам.

В известных схемах получения электрической энергии в системе преобразования с замкнутым термодинамическим циклом рабочее тело (газообразный теплоноситель, чаще - смесь гелия с ксеноном) нагревается в реакторе до температуры 1500 К, после чего направляется на турбину. Турбина приводит во вращение электрогенератор, вырабатывающий электричество и компрессор, обеспечивающий циркуляцию рабочего тела по контуру.

Для увеличения КПД цикла в контур вводится теплообменник-рекуператор. Рабочее тело после теплообменника - рекуператора через промежуточный теплообменник передает тепло высокотемпературной жидкости, которая, циркулируя по замкнутому контуру по тонкостенным трубкам, обеспечивает сброс тепла с панельного излучателя в космос.

Выработанная электроэнергия питает электроплазменные двигатели или другие электропотребители.

В соответствии со вторым законом термодинамики тепло, вырабатываемое ядерным реактором, не может быть полностью превращено в работу, а, следовательно, и в выработку электроэнергии, и необходим сброс части тепла.

Типичные значения КПД преобразования тепла в электричество колеблются в пределах η=(3-10)% для термоэмиссионного преобразования, η=(20-30)% для т.н. машинного преобразования, с которым и связывают наиболее реальные надежды получения электрических мощностей в сотни кВт, но при таких мощностях для сброса части тепла излучением в космическое пространство (это единственно возможный механизм отвода тепла в космосе) потребуются поверхности сброса в сотни квадратных метров.

На сегодня прорабатываются главным образом либо панельные излучатели (в том числе с использованием тепловых труб), либо капельные бескаркасные излучатели.

Капельные излучатели, известные, например, из патентов RU 2247064 С1, 27.02.2005, RU 2617872 С1, 28.04.2017, весьма перспективны, но возможность их реализации и применения требует большого объема сложных и дорогостоящих экспериментов в условиях реального космоса.

Характерными примерами панельного излучателя являются решения, раскрытые в следующих источниках информации: US 4832113 А, 23.05.1989, US 2015285568 А1, 08.10.2015, ЕР 2535276 В1, 19.12.2012. В качестве наиболее близкого аналога предлагаемой группы изобретений может быть принято устройство сброса тепла в космическое пространство, содержащее теплоизлучающие элементы и трубы для теплоносителя, раскрытое в US 4832113 А, 23.05.1989.

Панельные устройства сброса тепла в космическое пространство, включая наиболее близкий аналог, требуют сложной системы развертывания панелей, имеют большие массу и габариты, в связи с чем, сложно компонуются в существующие ракеты-носители.

В настоящее время ни в российских, ни в зарубежных источниках информации не найдено удовлетворительного решения, позволяющего осуществлять сброс тепла с высокомощных (сотни кВт) космических аппаратов.

Задачей предлагаемой группы изобретений является создание новых технических решений, обеспечивающих эффективный сброс тепла с высокомощных космических аппаратов, способных работать при повышенных температуре и давлении, а также обеспечивающих решение целевых задач с помощью реально имеющихся ракет-носителей.

Предлагаемые технические решения были созданы при решении следующих задач:

1) отказ от развертываемых панельных систем из-за больших габаритов, масс и сложной практической реализации;

2) осуществление быстрого перехода от высокотемпературного нагретого газа к газу с меньшей температурой и соответственно с большей плотностью для снижения гидравлических потерь по тракту циркуляции рабочего тела;

3) реализация в пределах масс и габаритов, позволяющих использование ныне существующих или создаваемых в ближайшее время ракет-носителей;

4) существенное снижение опасности пробоя космическими частицами по сравнению с панельным излучателем, включающим тонкостенные каналы, по которым транспортируется жидкий теплоноситель под давлением.

Техническим результатом предлагаемой группы изобретений является упрощение конструкции устройства сброса тепла, снижение его массы и габаритов.

Для решения задачи и обеспечения технического результата предлагается устройство для сброса тепла в космическое пространство, которое содержит теплоизлучающие элементы. При этом теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей для протока газообразного теплоносителя.

Предложен также второй вариант устройства для сброса тепла в космическое пространство, которое содержит теплоизлучающие элементы. Причем теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей. При этом внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя.

Шарообразные емкости могут быть соединены между собой посредством труб.

Шарообразные емкости и трубы могут быть выполнены, в частности, из стали или титана или углепластика.

Группа изобретений иллюстрируется чертежами.

Фиг. 1 - показано устройство для сброса тепла в космическое пространство согласно первому варианту изобретения.

Фиг. 2 - изображено устройство для сброса тепла в космическое пространство согласно второму варианту изобретения.

Фиг. 3 - показана блок-схема системы с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество.

Фиг. 4 - изображено характерное температурное распределение газа по тракту протока в устройстве для сброса тепла (кривая I - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 5 мм; кривая II - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 10 мм; кривая III - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 20 мм; кривая IV - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 50 мм).

На Фиг. 1 и 2 показаны варианты исполнения устройства для сброса тепла в космическое пространство. В первом варианте исполнения устройство содержит теплоизлучающие элементы 1, соединенные трубами 2. При этом теплоизлучающие элементы 1 выполнены в виде последовательно соединенных между собой посредством труб 2 шарообразных емкостей для протока газообразного теплоносителя. Согласно второму варианту устройства теплоизлучающие элементы 1 выполнены в виде последовательно соединенных между собой трубами 2 шарообразных емкостей для газообразного теплоносителя, причем внутри каждой емкости установлен дефлектор 3, формирующий с внутренней поверхностью стенки емкости полость (зазор) 4 для протока газообразного теплоносителя. Теплоизлучающие элементы и трубы или патрубки могут быть выполнены из стали или титана или углепластика или других композиционных материалов.

Дефлектор 3 выполнен в виде тонкостенного полого шара и закреплен к внутренней поверхности стенки теплоизлучающего элемента 1 с помощью фиксаторов 5. В стенке дефлектора 3 выполнены отверстия (не показаны) для выравнивания давления в полостях: полость 4 для протока газообразного теплоносителя и полость самого дефлектора 3.

Устройство согласно второму варианту исполнения, например, при использовании в системе с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество, работает следующим образом.

Рабочее тело (газообразный теплоноситель) после теплообменника-рекуператора направляется в первую шарообразную емкость устройства сброса тепла, а именно, в полость 4, образованную двумя поверхностями: внутренней поверхностью стенки шарообразной емкости и внешней поверхностью дефлектора 3, формирующего течение газообразного теплоносителя вдоль стенки емкости, нагревая ее до температур, практически равных температуре протекающего газа (характерное температурное распределение приведено на Фиг. 4). Нагретая стенка шарообразной емкости со своей внешней поверхности излучает тепло в космическое пространство. Аналогично формируется течение в следующих шарообразных емкостях. Их число и размер зависит от потребной поверхности для сброса тепла и от требуемой конечной температуры охлажденного рабочего тела, которое после выхода из устройства сброса тепла поступает на вход компрессора турбогенератора-компрессора и таким образом замыкает контур циркуляции рабочего тела.

Устройство по первому варианту изобретения работает аналогично устройству по второму варианту, за исключением того, что газообразный теплоноситель поочередно заполняет полости 6 теплоизлучающих шарообразных емкостей устройства, нагревая при этом их стенки.

Использование предлагаемых вариантов устройства сброса тепла в системах с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество (Фиг. 3), позволяет ликвидировать переход от газообразного к жидкому теплоносителю на линии теплообменник-рекуператор-устройство сброса тепла, т.е. отказаться от применения в цикле теплообменника газ-жидкость, что исключает необходимость обеспечения многолетней надежной работы контура циркуляции высокотемпературной жидкости (насосы, клапаны, собственно высокотемпературная жидкость, что само по себе является серьезной, не решенной до сих пор, проблемой). При отсутствии вышеуказанного перехода происходит более ранний сброс излучения, соответствующий большим температурам газа, и, следовательно, оказывается возможным существенно понизить потребную поверхность теплосброса предлагаемых устройств сброса тепла за счет увеличения плотности теплового потока. Большие температуры ведут к большей доле излучения (пропорциональной температуре в четвертой степени) на начальных участках.

В таблице приведены качественные преимущества предлагаемых изобретений, на примере второго варианта исполнения, перед устройством сброса тепла панельного типа, работающим в системе с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество, включающей энергоустановку с полезной мощностью 250 кВт.

В таблице приведены данные устройства для сброса тепла в космическое пространство, которое содержит последовательно соединенные между собой трубами (длиной ~100 мм) для газообразного теплоносителя три теплоизлучающих элемента в виде шарообразных емкостей, снабженных дефлекторами. При этом емкости выполнены из стали. Данное устройство позволяет снизить температуру газообразного теплоносителя с 700 до 400÷450 К.

Предлагаемые технические решения имеют простую конструкцию, могут быть легко изготовлены из доступных материалов, имеют небольшую массу и габариты, могут быть легко размещены под обтекателями существующих ракет-носителей.

1. Устройство для сброса тепла в космическое пространство, содержащее теплоизлучающие элементы, отличающееся тем, что теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей для протока газообразного теплоносителя.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что шарообразные емкости соединены между собой посредством труб.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что шарообразные емкости и трубы выполнены, в частности, из стали, или титана, или углепластика.

4. Устройство для сброса тепла в космическое пространство, содержащее теплоизлучающие элементы, отличающееся тем, что теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей, причем внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя.

5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что шарообразные емкости соединены между собой посредством труб.

6. Устройство по п. 5, отличающееся тем, что шарообразные емкости и трубы выполнены, в частности, из стали, или титана, или углепластика.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области защиты кабельной сети и бортового оборудования от воздействия повышенных токовых нагрузок. Для регулировки тока в качестве резистивного элемента применяется отрезок провода из электропроводного материала с высоким удельным сопротивлением и термостойкой изоляции, входящий в состав питающего кабеля и способный обеспечить высокую мощность рассеяния при работе в импульсных режимах.

Группа изобретений относится к космическим летательным аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель (РН) включает центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и установленных на нём солнечных батарей (СБ) с осью вращения (Y), перпендикулярной продольной оси (X) КА.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам поворота блока коррекции в составе космического аппарата (КА), и может быть использовано в аппаратах различных видов, а также в качестве опорно-поворотного устройства для наземных устройств.

Группа изобретений относится к стыковке космических летательных аппаратов. Стыковочная система (500) содержит захватное кольцо (502), приводные узлы (504) и выравнивающие элементы (508).

Изобретение относится к управлению движением вращающейся связки космических аппаратов (КА). Способ включает переориентацию в пространстве маршевой двигательной установки (МДУ), расположенной в центре вращения связки и связанной тросами с КА.

Группа изобретений относится к космической технике. Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит космическую ракету-носитель (РН) с одним или более ракетных двигателей.

Изобретение относится к ионно-плазменному, или ионному электроракетному двигателю, используемому для управляемого перемещения летательных аппаратов в космическом вакууме, в том числе орбитальных спутников.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Аэростатный ракетно-космический комплекс включает транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей (СП) с применением тепловых труб (ТТ).

Изобретение относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения (РКН) включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для поддержания температурного режима космического аппарата (КА) и его отдельных объектов. Устройство терморегулирования КА включает в себя связанные через внутреннюю магистраль: микропроцессор, ОЗУ с портами вывода цифровой информации, ПЗУ для задания температурных уставок по каждому электронагревателю, в котором прошивается программное обеспечение температурных уставок и режимы работы устройства, порт приема дискретных данных, измерительные усилители, подключенные к термодатчикам, аналоговый коммутатор, аналого-цифровой преобразователь, цифровой компаратор, информационный интерфейсный модуль.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза (ПГ), размещенного внутри головного обтекателя (ГО) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН), включает вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО, ее перетекание вдоль ГО с последующим истечением из него.

Изобретение относится к способам отвода тепла от космических аппаратов и применяется для работы капельного холодильника-излучателя. В способе работы капельного холодильника-излучателя, включающем нагрев теплоносителя капельного холодильника-излучателя в энергетической системе космического аппарата, преобразование жидкого теплоносителя в поток капель, их охлаждение излучением в космическое пространство, сбор капель теплоносителя, подачу собранного теплоносителя в энергетическую систему, на поток капель воздействуют потоком ультрафиолетового излучения, вызывающего внешний фотоэффект на поверхности капель теплоносителя.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура.

Изобретение относится к автоматической системе обеспечения теплового режима космического аппарата (КА). В блоке управления нагревателями (БУН) аппаратуры КА отдельные функциональные устройства сгруппированы в унифицированные функционально законченные модули - микропроцессорный модуль управления (ММУ), модуль коммутации нагревателей (МКН) и модуль контроля температуры (МКТ), причем ММУ содержит информационное интерфейсное устройство, соединенное с разъемом для подключения к внешней бортовой ЭВМ, объединенные через внутримодульную магистраль микропроцессор, оперативное запоминающее устройство, постоянное запоминающее устройство и устройство приема дискретных данных, и введенное устройство ввода-вывода (УВВ), МКН содержит последовательно соединенные выходные формирователи и силовые ключи (СК), выходы которых соединены с разъемом для подключения к внешним электронагревателям, и введенное УВВ, МКТ содержит последовательно включенные измерительное устройство, входы которого соединены с разъемом для подключения к термодатчикам, аналоговый коммутатор и аналого-цифровой преобразователь (АЦП), и введенное УВВ, причем порты обмена информацией УВВ всех модулей соединены между собой через межмодульную магистраль.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к устройствам регулирования температуры термостатирующего воздуха, подаваемого на космическую головную часть (КГЧ). Устройство регулирования температуры термостатирующего воздуха содержит два дополнительных датчика температуры, один из которых установлен на входе нагревателя, а второй - непосредственно на нагревателе.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ изготовления СТР КА включает проверки суммарных негерметичностей жидкостного тракта и двухфазного контура (ДФК) перед заправкой их соответствующими теплоносителями.

Изобретение относится к оборудованию космического аппарата (КА), в частности к раскрываемым панелям солнечных батарей. Устройство выполнено в виде жгута кабелей, центральная часть которого соосна оси взаимного вращения подвижных элементов конструкции (ПЭК). Один конец этой части жгута жестко закреплен на одном из ПЭК, а другой – на другом ПЭК. В раскрытом положении ПЭК кабели жгута лежат в одной плоскости, а в сложенном положении ПЭК – скручены (на угол около 180°). Последнее создаёт крутящий момент, облегчающий раскрытие ПЭК. Технический результат состоит в упрощении конструкции электрической связи между ПЭК, снижении момента сопротивления раскрытию и массы устройства. 2 ил.

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных для протока газообразного теплоносителя. Во втором варианте, внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя. Техническим результатом предлагаемой группы изобретений является упрощение конструкции устройства сброса тепла, снижение его массы и габаритов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Наверх